[發明專利]一種非接觸式飛機尾翼的振動檢測裝置與方法

在審

• 申請號: 201811157592.2
• 申請日: 2018-09-30
• 公開（公告）號: CN109186741A
• 公開（公告）日: 2019-01-11
• 發明（設計）人: 邱志成;黃子騫
• 申請（專利權）人: 華南理工大學
• 主分類號: G01H9/00
• 分類號: G01H9/00
• 代理公司: 廣州市華學知識產權代理有限公司 44245
• 代理人: 王東東

本發明公開了一種非接觸式飛機尾翼的振動檢測裝置與方法，包括飛機尾翼本體部分、激勵部分及振動檢測部分及控制部分；所述飛機尾翼本體部分包括飛機尾翼結構，所述激勵部分包括激振器、信號發生器及功率放大器，所述振動檢測部分包括投影儀、加速度計及CCD相機，所述控制部分包括壓電陶瓷驅動器、扭轉模態驅動器、放大電路及D/A轉換器；從而實現對飛機尾翼本體部分振動的測量與控制。

技術領域

本發明涉及飛機尾翼的振動控制領域，具體涉及一種非接觸式飛機尾翼的振動檢測裝置與方法。

背景技術

尾翼是安裝在飛機尾部的一種裝置，用于增強飛機在飛行過程中的穩定性。在飛行過程中飛機尾翼面臨的損害之一就是尾翼的抖振。飛機尤其是戰斗機在大攻角時氣流經過機身和機翼的擴散形成抖振。抖振被定義為紊流引起的飛機結構的不規則振動，在飛機飛行過程中會形成的高強度渦流載荷，這種渦流經過機翼和機身時會增加升力，但當它突遇飛機尾翼時會對尾翼結構產生高能量的紊流沖擊，長時間沖擊便形成了飛機尾翼結構的持續抖振。飛機尾翼結構的抖振現象增加了飛機在飛行過程承受的結構應力，對于戰斗機來說，還會影響武器系統的瞄準、跟蹤等操作，一定程度上削弱了戰斗性能。由此可見，抖振對飛機尤其是高性能戰斗機帶來的危害是致命的；經濟效益上來說，抖振增加了飛機正常服役期間的維護成本。國外對飛機尾翼抖振現象的研究起步較早，使用壓電材料檢測飛機尾翼振動狀態的方法比較普遍；國內對飛機抖振的研究比較少見，實驗成果較少，最初多集中為飛機抖振特性的理論研究。1995年國內報道了L8飛機抖振的風洞試驗研究，該試驗測試了飛機結構與抖振邊界的關系、迎角與氣流分離的關系。此后逐步從理論研究走向具體實驗。

迄今，主流上用于飛機尾翼抖振現象研究的振動檢測裝置主要采用的是壓電傳感器，這種接觸式測量方法，由于檢測裝置與被測物直接接觸，故而必然存在負載效應，從而引入實驗誤差，影響實驗精度。在研究飛機尾翼的振動檢測過程中，振動檢測環節司感知被測物振動狀態之功能，故而振動檢測裝置及方法在選用和實施上有著舉足輕重的重要性。

發明內容

為了克服現有技術存在的缺點與不足，本發明提供一種非接觸式飛機尾翼振動檢測裝置與方法。

該裝置使用激振器激振飛機尾翼，振動檢測部分檢測飛機尾翼本體部分的振動信息后發送給計算機，計算機經過相應處理后發送信號至振動控制部分，后者對飛機尾翼本體部分進行控制，從而實現對飛機尾翼本體部分振動的測量與控制。

本發明采用如下技術方案：

一種非接觸式飛機尾翼的振動檢測裝置，包括飛機尾翼本體部分、激勵部分、振動檢測部分及控制部分；

所述飛機尾翼本體部分包括飛機尾翼結構，所述飛機尾翼結構豎直固定在實驗臺上，固定的一端稱為固定端，另一端為自由端；

所述激勵部分包括激振器、信號發生器及功率放大器，所述激振器設置在飛機尾翼結構的反面，激振器頂桿與飛機尾翼結構的反面接觸，且位于自由端，信號發生器產生信號輸入功率放大器，進一步驅動激振器激起飛機尾翼結構振動；

所述振動檢測部分包括投影儀、加速度計、一對CCD相機、電荷放大器、A/D采集卡及計算機，所述投影儀與計算機連接，投影在飛機尾翼結構的正面形成多個投射點；

所述一對CCD相機用于檢測多個投射點的振動信息并發送給計算機；

所述加速度計安裝在飛機尾翼結構自由端的邊緣，加速度計采集的信號經過電荷放大器及A/D采集卡輸入計算機；

所述控制部分包括壓電陶瓷驅動器、扭轉模態驅動器、放大電路及D/A轉換器；

所述壓電陶瓷驅動器粘貼在飛機尾翼結構的正、反面，且靠近固定端；

所述扭轉模態驅動器粘貼在飛機尾翼結構的正、反面；